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摘要
现代飞行器对低速风洞试验的攻角范围要求很大,往往无法用传统支撑系统来实现.文中提出1个新型的绳牵引并联支撑系统,用来支撑缩小比例为1∶100的F-15E"攻击鹰"战斗机模型的低速风洞试验,该支撑系统使缩比模型的3个姿态角能实现±90°的变化.通过做粗略风速为28.8 m.s-1的吹风实验,发现设计方案是可行的.对用于低速风洞大攻角支撑系统的绳牵引并联机构进行逆动力学分析,并建立机构的动力学模型求逆动力学解,仿真分析缩比模型进行纯平动和纯转动时各根绳的拉力值.由系统的动力学线性挠动方程求出机构系统的固有频率,通过仿真分析求出缩比模型单独绕某一坐标轴转动时,其在特定位姿处的最小固有频率.
